Метод урахування температурного напружено-деформованого стану у розрахунках на міцність панелей обшивки із шаруватих композитів

Размещено на http://www.allbest.ru/

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського

«Харківський авіаційний інститут»

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Метод урахування температурного напружено-деформованого стану у розрахунках на міцність панелей обшивки із шаруватих композитів

Спеціальність 05.07.02 - проектування,

виробництво та випробування літальних апаратів

Ставиченко Вадим Григорович

Харків - 2010

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут” Міністерства освіти і науки України.

Науковий керівник: доктор технічних наук, професор

Карпов Яків Семенович,

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний

інститут”, завідувач кафедри авіаційного матеріалознавства.

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор

Гайдачук Віталій Євгенович,

Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут”, завідувач кафедри проектування ракетно-космічних апаратів;

кандидат технічних наук,

Клопота Анатолій Васильович,

Державне підприємство «Антонов»,

начальник бюро вуглепластиків.

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність теми. У цей час одним із найбільш перспективних шляхів підвищення тактико-технічних характеристик літальних апаратів (ЛА) є використання в їх конструкціях композитних матеріалів (КМ), що підтверджується низкою теоретичних та експериментальних досліджень, а також практикою їх застосування у вітчизняному та зарубіжному літакобудуванні. Зараз КМ уже достатньо широко застосовують у різноманітних елементах конструкцій ЛА, серед яких домінуюче значення мають панелі обшивки, для виготовлення яких існують добре відпрацьовані технологічні процеси. Використання КМ для виготовлення панелей обшивки ЛА дозволяє знизити масу конструкції завдяки не лише високих питомих властивостей композитів, але й реалізації раціонального розподілу навантажень поміж її силовими елементами, шляхом керування жорсткістю панелі у відповідних напрямках. Крім того, виникає можливість реалізації у конструкції особливих, притаманних КМ властивостей, таких, як радіопрозорість, немагнітність і т. ін.

Проте, використання КМ в конструкціях потребує вирішення більш складних інженерних задач, ніж при застосуванні традиційних в авіабудуванні матеріалів - металевих сплавів. З використанням композитів є можливість варіювати більшою кількістю проектних параметрів, що, з одного боку, відкриває широкі перспективі не тільки суттєвого зниження маси, але і підвищення експлуатаційних характеристик виробів, а з іншого - ставить підвищені вимоги щодо достовірності аналізу напружено-деформованого стану (НДС) конструкції, що застосовуються при її проектуванні.

Як відомо, шаруваті КМ, що складаються з двох або більшої кількості шарів, являють собою статично невизначені системи. У зв'язку з цим зміна температури призводить до виникнення в них термічних напружень, які можуть суттєво вплинути на несучу здатність конструкції і мають враховуватися при її розрахунку на міцність. Причому, полімерні КМ на основі зв'язуючих гарячого отвердіння неминуче відчувають температурний вплив при охолодженні від температури формування до температури навколишнього середовища, унаслідок чого в них виникають залишкові термічні напруження, які також доповнюються напруженнями, що виникають внаслідок усадкових явищ.

Ці напруження можуть мати і зовнішнє проявлення у вигляді залишкових деформацій або короблення, до якого найбільш значною мірою схильні тонкостінні елементи авіаційних конструкцій по типу панелей обшивки, що являє собою достатньо серйозну проблему технології їх виготовлення, у зв'язку з високими вимогами до геометричної точності подібних виробів. Крім того, монтаж панелі, що має геометричні відхилення не є можливим без прикладання зовнішніх зусиль які призводять до виникнення так званих монтажних напружень.

Проте існуючі у цей час методики розрахунку на міцність і проектування панелей обшивки із КМ, як правило, базуються на постулаті щодо початкового ненапруженого стану і враховують лише механічні навантаження, що очевидно знижує їх цінність. Використання уточнених моделей і методик оцінювання і прогнозування міцності панелей із КМ дозволять підвищити достовірність висновку про несучу здатності ЛА і при цьому знизити обсяг експериментальних досліджень, що пов'язані зі значними матеріальними витратами.

Зв'язок роботи з науковими програмами і темами. Дослідження з теми дисертації проведено в рамках "Державної комплексної програми розвитку авіації в Україні до 2010 р.", затвердженої Кабінетом Міністрів України за №1665-25 від 12.01.01. В основі дисертаційної работы лежать матеріали досліджень, виконаних автором в рамках реализації тем «Розробка теорії оптимального проектування неоднорідно навантажених вузлів та агрегатів літаків із композиційних матеріалів на базі узагальнених математичних моделей» Д/Р 0103U004090 и «Створення наукових основ проектування та виробництва композитних конструкцій аерокосмічної техніки» Д/Р 0106U001060.

Мета і завдання дослідження. Метою дисертації є підвищення достовірності розрахунку на міцність панелей обшивки з шаруватих композитів з урахуванням температурного напружено-деформованого стану та зниження обсягу експериментальних досліджень властивостей матеріалів за допомогою запропонованої методики прогнозування міцнісних властивостей КМ і організації проектувального і перевірного розрахунку на міцність на основі єдиної експериментальної бази.

Для досягнення поставленої мети в роботі було сформульовано і вирішено такі задачі:

1. Синтезовано структуру і склад розрахунку на міцність панелей обшивки із КМ з урахуванням температурного впливу технологічного та температурного походження.

2. Розроблено методику прогнозування меж міцності шаруватих КМ з урахуванням температурного НДС і температурної зміни властивостей шарів, для обґрунтування якої досліджено комутативність способів задовольняння умов міцності - пошарово або для пакета в цілому.

3. Розроблено методику визначення монтажного НДС панелі обшивки, що має технологічне короблення, після її установлення на силовий каркас агрегату літального апарата.

Об'єктом дослідження є панелі обшивки ЛА із КМ.

Предметом дослідження є метод урахування температурного напружено-деформо-ваного стану технологічного або експлуатаційного походження при розрахунку на міцність панелей обшивки ЛА із КМ.

Методи досліджень. Вирішення поставлених задач здійснено шляхом теоретичних досліджень. Вірогідність результатів і висновків роботи зумовлюється використанням апробованих на практиці моделей і розрахункових схем, а також результатами порівняння одержаних за допомогою розробленої методики прогнозування меж міцності КМ результатів з даними експерименту.

Наукова новизна одержаних результатів. Вперше розроблено теоретичне забезпечення врахування напружено-деформованого стану технологічного та (або) експлуатаційного походження при розрахунку на міцність композитних панелей обшивки, що містить:

- методику прогнозування меж міцності складноармованих шаруватих композитів з урахуванням температурного напружено-деформованого стану шарів і температурної зміни фізико-механічних властивостей моношарів, що служить для забезпечення єдності експериментальної бази проектувального та перевірного розрахунків на міцність;

- обґрунтування можливості застосування на етапі проектувального розрахунку умов міцності КМ у вигляді критерію міцності для усього пакету з використанням меж міцності, що прогнозуються теоретично;

- методику визначення НДС панелі з технологічним коробленням після її установлення на каркас агрегату.

Практичне значення одержаних результатів. Практична значимість результатів досліджень полягає:

- в алгоритмі узгодження експериментальної бази проектувального і перевірочного розрахунку на міцність панелей з композитів і зменшення обсягу експериментальних досліджень фізико-механічних характеристик матеріалів;

- алгоритмі прогнозування меж міцності складноармованих композитів з урахуванням температури і розрахункових залежностях для критеріїв міцності, що найчастіше використовують у практиці;

- системі рівнянь для визначення монтажного напружено-деформованого стану при установленні панелей обшивки на каркас і програмному забезпеченні розрахунків.

Особистий внесок здобувача. Особисто здобувачем було реалізовано більшість теоретичних і практичних розробок. В опублікованих статтях, написаних у співавторстві, здобувачу належить таке:

у роботах [1, 4] - отримання рівнянь та побудова граничних поверхонь для шарів і пакета в цілому, участь у аналізі результатів і формулюванні висновків;

у роботі [3] - отримання розв'язків задач термопружності для шаруватих пластин, та алгоритми визначення їхнього температурного НДС;

у роботі [5] - методика прогнозування меж міцності КМ з урахуванням температури.

Основою загальної концепції дисертації стали ідеї наукового керівника професора Карпова Я.С.

Апробація результатів дисертації. Основні результати роботи доповідалися й обговорювалися на щорічних науково-технічних конференціях "Інтегровані комп'ютерні технології в машинобудуванні" у 2004 - 2008 рр. (м. Харків); на VII міжнародній науковій конференції «Математичні проблеми механіки неоднорідних структур» (м. Львів, 2006р.); на міжнародній конференції і виставці "Композиційні матеріали в промисловості" у 2007 та 2010 рр. (м. Ялта).

Публікації. Основні результати дисертації викладено в 4 наукових статтях, опублікованих у виданнях, включених до Переліку №1 ВАК України від 1999 р.

Структура й обсяг роботи. Дисертація складається із вступу, п'яти розділів, висновків і списку використаних джерел.

Загальний обсяг роботи становить 143 сторінки і включає 5 таблиць, 35 ілюстрацій і список використаних джерел з 121 найменування.

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

У вступі викладено актуальність теми дисертації, характеризується її наукова новизна, практична значимість і особистий внесок здобувача, наведено відомості про апробацію і публікації результатів дисертації, її структуру. композитний деформований панель обшивка

У першому розділі проведено огляд і аналіз методів розрахунку на міцність панелей обшивки ЛА із КМ, а також досліджень температурного і технологічного НДС у них. На основі аналізу обґрунтовано актуальність розроблення методів урахування температурного НДС технологічного та експлуатаційного походження при розрахунку панелей на міцність. Сформульовано мету і задачі дослідження.

У другому розділі проаналізовано існуючу методологію розрахунку на міцність конструкцій із КМ та виявлено основні її недоліки які полягають у такому:

- проектувальний і перевірний розрахунки на міцність конструкцій ЛА із КМ базуються на різних теоретичних і експериментальних базах. При проектуванні застосовується пошаровий аналіз міцності складноармованого КМ, а на етапі перевірного розрахунку - оцінка міцності пакету шарів в цілому з використанням експериментальних даних про його властивості міцності, які визначаються шляхом проведення стандартизованих випробувань відповідних зразків при різних температурах. У цьому випадку за результатами перевірного розрахунку не можна сказати нічого певного про ступінь впливу температурних напружень на несучу здатність конструкції і про адекватність методики їх визначення при проектуванні. Внаслідок цього перевірний розрахунок не може служити джерелом прийняття рішень про модифікацію параметрів структури КМ;

- урахування температурного впливу експлуатаційного походження на етапі перевірного розрахунку вимагає значного обсягу експериментальних досліджень властивостей матеріалів при різних температурах, що відповідають робочим температурам експлуатації та потребує для їх проведення спеціального обладнання;

- значна частина виробів із КМ панельного типу схильна до короблення внаслідок тих чи інших факторів, що може призвести до зниження її несучої здатності через монтажні напруження, які виникають внаслідок стиснення технологічних деформацій панелі при установленні її на каркас. У той же час традиційна схема забезпечення несучої здатності панелей із КМ не дозволяє врахувати ці напруження при визначенні запасу міцності.

На основі проведеного аналізу в дисертації синтезовано структуру та зміст розрахунку на міцність панелей обшивки ЛА із КМ, що базується на аналізі міцності пакета шарів у цілому на етапах як проектувального, так і перевірного розрахунків, із застосуванням теоретичних значень меж його міцності, які прогнозуються за допомогою запропонованої методики за наявності даних про схему армування КМ, фізико-механічні властивості шарів та їх температурний напружено-деформований стан (рис. 1).



Рис. 1. Структура і зміст розрахунку на міцність панелей обшивки із КМ з урахуванням температурного впливу

Використання аналітичної методики прогнозування меж міцності на етапі проектувального розрахунку дозволяє здійснити постановку та розв'язання задачі про оптимальне армування силового елемента конструкції, оскільки дозволяє визначати її міцність залежно від структурних параметрів КМ (кількість шарів арматури та напрямки їх армування). Суттєво, що ця методика припускає пряму експериментальну перевірку, що дає можливість дати обґрунтування застосуванню тих чи інших критеріїв міцності для шарів, та методик визначення їх температурного НДС, що виникає під час формування та в умовах експлуатації, а при достатній експериментальній апробації зменшити обсяги механічних випробувань складноармованих КМ при температурах експлуатації.

На базі згаданої методики запропоновано метод урахування монтажних технологічних напружень в панелях обшивки із КМ на етапі перевірного розрахунку на міцність.

У третьому розділі роботи розроблено методику врахування температурного впливу при обґрунтуванні висновку про міцність панелей обшивки ЛА із КМ.

Отримано аналітичні залежності, що дозволяють визначати напруження і деформації у шарах КМ при термомеханічному навантаженні, які мають загальний вигляд

(1)

де - напруження в -му шарі у місцевій системі координат, пов'язаній з напрямком армування;

- середні напруження на пакет у глобальній системі координат;

- температурні напруження в шарах у місцевій системі координат;

- приріст температури;

- деякі коефіцієнти, що залежать від структури пакета й фізико-механічних властивостей його шарів.

З використанням отриманих залежностей розроблено загальну методику прогнозування меж міцності складноармованих КМ з довільною структурою з урахуванням температурного НДС його шарів. Дана методика базується на розгляданні простих випадків навантаження пакету (одновісне розтягання або стискання у двох напрямках і чистий зсув при позитивних або негативних дотичних напруженнях) і визначенні гранично допустимих значень середніх напружень по пакету, при яких у рамках обраного критерію забезпечується міцність усіх його шарів.

На базі чотирьох критеріїв міцності, що найчастіше використовують на практиці, отримано аналітичні залежності для визначення властивостей міцності складноармованих композитів. Для випадку розтягання та стискання у напрямку осі межі міцності визначають за формулами

(2)

де величини розраховують залежно від вибраного критерію міцності:

- для критерію максимальних напружень

(3)

(4)

- для критерію максимальних деформацій

 (5)

(6)

- для критерію Мізеса-Хілла

;

; ;

;

(7)

- для критерію Цая-Ву

;

;

(8)

(9)

Формули для визначення меж міцності у напрямку осі та на зсув можна отримати, якщо у попередніх виразах замінити другий індекс у коефіцієнтах на 2 при визначенні меж міцності у напрямку осі , та на 3 - при визначенні меж міцності на зсув.

Для оцінки достовірності розробленої методики проведено порівняння отриманих з її допомогою числових результатів з результатами експерименту на одновісне розтягання і стискання перехресно-армованих зразків із шарів односпрямованого вуглепластика на основі вуглестрічки ЛУ-П та епоксидного зв'язуючого ЕНФБ. Розрахункові результати було отримано з урахуванням приросту температури при охолодженні зразків від температури склування зв'язуючого 150°С до температури навколишнього середовища 20°С. Результати порівняння розрахункових та експериментальних величин меж міцності відповідно на розтягання і стискання представлені на рис. 1 і 2, де нанесені залежності цих величин від кута армування зразків, що були отримані на базі чотирьох критеріїв міцності для шарів, а також експериментальні результати для чотирьох кутів.



Рис. 2. Результати порівняння теоретичних і експериментальних значень межіміцності пакету зі структурою [±] на розтягання: 1 - за критерієм максимальних напружень; 2 - за критерієм максимальних деформацій; 3 - за критерієм Мізеса-Хілла; 4 - за критерієм Цая-Ву

Рис. 3. Результати порівняння теоретичних і експериментальних значень межі міцності пакету зі структурою [±] на стискання: 1 - за критерієм максимальних напружень; 2 - за критерієм максимальних деформацій; 3 - за критерієм Мізеса-Хілла; 4 - за критерієм Цая-Ву

Аналізуючи отримані результати, можна зробити висновок, що в цілому розроблена методика достатньо добре описує руйнування КМ зі структурами, що були розглянуті.

Проведено параметричні дослідження впливу температурного навантаження на міцність складноармованих КМ із різними структурами результати яких свідчать про те, що температура може призвести до такого внутрішнього НДС шарів, яке суттєво впливає на величини меж міцності пакета в цілому. В інтервалі температур 100°С змінення меж міцності матеріалів на основі вуглестрічки становило до 160%. При цьому може спостерігатись як зниження, так і підвищення показників міцності матеріалу залежно від знака приросту температури й співвідношення властивостей міцності шарів на розтягання і стискання.

У четвертому розділі проведено аналіз комутативності способів оцінки міцності складноармованих композитів. Основною метою дослідження є обґрунтування можливості застосування умов міцності пакету шарів в цілому із використанням меж міцності, що прогнозуються теоретично за допомогою розробленої методики, замість пошарового аналізу.

Дослідження проведено шляхом порівняння перетинів граничної поверхні міцності пакета, властивості якого визначені за допомогою аналітичної методики, з внутрішньою обвідної граничних поверхонь міцності шарів.

Деякі результати проведених досліджень показані на рис. 4 і 5, де зображені перетини граничних поверхонь площинами і , які отримані для КМ зі структурами [0°, ±45°] та [0°, 90°, ±45°] на базі критерію міцності Мізеса-Хілла.



Рис. 4. Перетини граничних поверхонь площиною пакета шарів зі структурами [0°, ±45°] та [0°, 90°, ±45°] на базі критерію міцності Мізеса-Хілла



Рис. 5. Перетини граничних поверхонь площиною пакета шарів зі структурами [0°, ±45°] та [0°, 90°, ±45°] на базі критерію міцності Мізеса-Хілла

Проведені дослідження свідчать, що навіть при аналітичному визначенні меж міцності як середніх напружень по товщині, за яких настає руйнування будь-якого шару, гранична поверхня пакета може незначно виходити за межі внутрішньої обвідної граничних поверхонь шарів, але з огляду на феноменологічний характер критеріїв міцності, розбіжність в результатах є неістотною, особливо при використанні енергетичних критеріїв.

Цим обґрунтовано можливість використання на етапі проектування умови міцності КМ у вигляді критерію для пакета шарів у цілому з використанням теоретичних значень його властивостей міцності.

У п'ятому розділі розроблено методику визначення монтажного НДС, яке виникає у панелі із КМ, що має технологічне короблення, після її монтажу на силовий каркас агрегату ЛА.

Задачу розв'язано на базі розрахункової схеми тонкої пологої оболонки у переміщеннях, що дозволяє моделювати закріплення панелі в конструкції за рахунок геометричних граничних умов. Для врахування того, що при монтажі панелі виникає стиснення тільки її поперечних деформацій у якості початкового, вперше приймається такий стан оболонки, при якому в ній відсутній вигин, але присутні вільні температурні деформації уздовж поверхні. Врахування температурного впливу в цьому випадку забезпечується присутністю моментів від залишкових температурних напружень у фізичних співвідношеннях, що пов'язують внутрішні силові факторі в елементі оболонки зі зміщеннями її початкової поверхні

(10)

де - зміщення початкової поверхні оболонки у напрямках та (зміщення у напрямку прийняте відсутнім);

- конструктивна кривизна оболонки у напрямку осі ;

- коефіцієнти жорсткості шаруватої стінки;

- згинальні моменти від залишкових температурних напружень, що діють в оболонці в початковому стані.

Приймається, що оболонка має одинарну постійну кривизну, а також припущення про існування нейтральної поверхні відносно до зміщень і деформацій уздовж осі x (див. рис. 6). Останнє припущення дозволяє понизити загальний порядок системи диференціальних рівнянь для визначення переміщень оболонки з восьмого на шостий, що суттєво спрощує її розв'язання без значної втрати у точності.

Размещено на http://www.allbest.ru/

З урахуванням усіх припущень визначення монтажних зміщень оболонки зводиться до інтегрування наступного диференціального рівняння у часткових похідних

(11)

де - деякі коефіцієнти;

- шукана функція, через яку виражаються зміщення початкової поверхні оболонки

(12)

Рівняння (11) слід інтегрувати при граничних умовах, що відповідають способу закріплення панелі в конструкції.

У роботі отримано аналітичний розв'язок рівняння (11) в одинарних тригонометричних рядах, що дозволяє моделювати різні умови закріплення панелі, при цьому моменти від температурних напружень розкладаються в аналогічні ряди

(13)

На основі отриманого розв'язку було розроблено алгоритм визначення і аналізу монтажного НДС шаруватих панелей із КМ, який було реалізовано у прикладному програмному забезпеченні.

Розглянуто реалізацію розробленої методики на прикладі панелей з несиметричною відносно середньої поверхні укладкою, короблення яких виникає унаслідок неврівноваженості поля температурних напружень за згинальними моментами. Дослідження показали, що для таких панелей можуть спостерігатися складні форми залишкового прогину після монтажу - у багатьох випадках спостерігається двоопукла скривлена поверхня зі знакозмінною кривизною. У зв'язку з цим не є можливим визначити закономірність розміщення точки максимального прогину, і для оцінки залишкового деформування панелі слід обчислювати значення прогину у багатьох точках на її поверхні. На рис. 7 зображені контурні графіки, на яких нанесені лінії рівня типових скривлених поверхонь панелей з несиметричною укладкою шарів.

Слід також зауважити, що, як і очікувалось, конструктивна кривизна панелі досить суттєво впливає на її залишкове деформування після монтажу на каркас. У більшості випадків спостерігається зменшення величини залишкового прогину.



Рис. 7. Залишковий прогин після монтажу плоских панелей з несиметричною схемою укладки шарів по товщині [+45°, -45°, 0°, 90°, -45°, +45°] при різних співвідношеннях розмірів сторін

Для дослідження впливу монтажного напруженого стану на несучу здатність панелі введено поняття максимальних відносних напружень, як максимальних значень відношення діючих напружень у шарах панелі до відповідних меж міцності

(14)

Результати визначення монтажного НДС в панелях з несиметричною структурою [+45°, 0°, -45°, -45°, 90°, +45°] при різних співвідношеннях розмірів сторін і різною кривизною наведені у таблиці 1.

Одержані дані дозволяють зробити принципово важливий висновок про те, що монтажні напруження перевищують температурні напруження в панелі без врахування монтажної складової, що становлять . Збільшення поздовжніх напружень становило 367%, а поперечних - 17%, що зумовлює доцільність врахування монтажного НДС при обґрунтуванні висновку при міцність панелей із КМ, які мають технологічне короблення.

Таблиця 1

Результати розрахунку монтажного НДС в панелях з несиметричною за товщиною схемою укладки шарів

a, мм	b, мм	H, мм	, мм	, %	, %	, %
500	500	0	1,384	8,8	57,0	3,3
		5	1,288	8,7	57,2	3,3
		10	1,169	8,4	57,4	3,3
500	250	0	3,985	8,5	58,6	3,3
		5	1,416	7,4	58,4	3,3
		10	0,593	7,7	58,1	3,3
250	500	0	3,985	10,5	56,6	3,7
		5	2,306	10,0	55,9	3,4
		10	1,076	9,2	56,6	3,3

ВИСНОВКИ

Відповідно до поставленої мети і сформульованих і вирішених задач у дисертації отримано такі результати:

1. На основі аналізу методології розрахунку на міцність конструкцій з КМ, що виявив відмінність в експериментальній базі при проведенні проектувального і перевірного розрахунку на міцність, неможливість урахування монтажних напружень при визначенні запасу міцності, а також труднощі в модифікації структури КМ за необхідності корекції коефіцієнтів запасу міцності, синтезовано структуру і зміст розрахунку на міцність панелей обшивки з КМ з урахуванням температурного впливу технологічного і (або) температурного походження, ядром яких є методика прогнозування міцності складноармованого КМ, дослідження комутативності способів задоволення умов міцності (пошарово і для пакета шарів у цілому) та методика визначення і урахування монтажних напружень і деформацій.

Запропоновані структура і зміст розрахунку на міцність дозволяють виконувати проектувальний і перевірний розрахунки на міцність на єдиній базі фізико-механічних характеристик матеріалів і ефективно модифікувати спроектовану структуру КМ за необхідності корекції коефіцієнтів запасу міцності. композитний деформований панель обшивка

2. Розроблено методику аналітичного прогнозування меж міцності складноармованих КМ із довільною структурою з урахуванням температури, що базується на постулаті руйнування першого шару і є інваріантною до використовуваних критеріїв міцності.

Порівняння теоретичних та експериментальних значень меж міцності деяких вуглепластиків показало, що різниця знаходиться в межах розкиду експериментальних даних. Параметричні дослідження показали, що температура може привести до такого внутрішнього самоврівноваженого напруженого стану шарів, що істотно впливає на міцність пакета в цілому. В інтервалі температури 100°С зміна меж міцності може досягати 160%.

Для критеріїв міцності КМ, що використовують найчастіше (максимальних напружень, максимальних деформацій, Мізеса-Хілла і Цая-Ву), виведені розрахункові формули для визначення властивостей міцності КМ довільної структури з урахуванням самоврівноваженого температурного напружено-деформованого стану шарів.

3. Для обґрунтування можливості застосування критерію міцності для пакета шарів у цілому на етапі проектування структури КМ панелі, досліджено комутативність способів задоволення умов міцності КМ шляхом порівняння граничної поверхні міцності пакета шарів у цілому з внутрішньої обвідної граничних поверхонь міцності усіх шарів.

Виявлено, що навіть при аналітичному визначенні меж міцності як середніх напружень по товщині, за яких настає руйнування будь-якого шару, гранична поверхня пакета може незначно виходити за межі внутрішньої обвідної граничних поверхонь шарів, але з огляду на феноменологічний характер критеріїв міцності, розбіжність у результатах є неістотною, особливо при використанні енергетичних критеріїв. Цим обґрунтовано можливість використання на етапі проектування умови міцності КМ у вигляді критерію для пакету шарів у цілому з використанням теоретичних значень границь міцності.

4. На основі розрахункової схеми шаруватої пологої оболонки синтезована математична модель монтажного НДС панелей з КМ, що дозволяє моделювати граничні умови, що реалізуються при монтажі панелі на каркас ЛА, і застосовувати класичні аналітичні методи розв'язання задач теорії оболонок.

Отримано аналітичний розв'язок задачі про монтажне НЛС панелей в одинарних тригонометричних рядах і розроблено алгоритм його чисельної реалізації, на підставі якого розроблено програмне забезпечення, що дозволяє в інтерактивному режимі досліджувати монтажний НДС панелей з КМ.

Проведено параметричні дослідження монтажного НЛС панелей з несиметричними укладками шарів, в результаті яких:

- оцінено збіжність отриманого розв'язку. Встановлено що для обчислення залишкового прогину панелі з похибкою менше 1% досить утримувати

5 - 10 членів тригонометричного ряду, а для визначення монтажних напружень

30 - 50.

- досліджено можливі форми скривленої поверхні панелі після установки на каркас. Показано, що для визначення максимального прогину панелі та її найбільш навантаженої точки необхідно дослідити переміщення і напруження по всій поверхні панелі;

- досліджено вплив монтажних напружень на несучу здатність панелі. У ході розрахунків встановлено, що вигин панелі при монтажі призводить до підвищення напружень у деяких її шарах порівняно з вихідним пласким станом, чим підтверджується необхідність урахування монтажної складової НДС панелі при обґрунтуванні висновку про її міцність.

5. Результати проведених досліджень, зокрема методики прогнозування властивостей міцності КМ і визначення монтажного НДС впроваджені в навчальний процес Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського «ХАІ» при підготовці студентів за спеціальністю «Конструювання та виробництво виробів із композиційних матеріалів».

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ РОБІТ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1. Карпов Я.С. Исследование и анализ способов удовлетворения критериям прочности слоистого композиционного материала / Я.С. Карпов, В.Г. Ставиченко // Авиационно-космическая техника и технология. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т “ХАИ”, 2004. - Вып. 1. - С. 3-10.

2. Карпов Я.С. Определение температурных прогибов закрепленных слоистых пластин / Я.С. Карпов, В.Г. Ставиченко // Авиационно-космическая техника и технология. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т “ХАИ”, 2005. - Вып. 6. - С. 33-41.

3. Карпов Я.С. Сравнительный анализ подходов к оценке прочности слоистых композиционных материалов / Я.С. Карпов, В.Г. Ставиченко // Проблемы прочности, 2008. - №4. - C. 36 - 42.

4. Ставиченко В.Г. Моделирование остаточного напряженно-деформиро-ванного состояния панелей из композиционных материалов малой кривизны / В.Г. Ставиченко // Технологические системы, 2007. - №4, - С. 7 -11.

5. Карпов Я.С. Методика расчета на прочность слоистых композиционных материалов при термомеханическом нагружении / Я.С. Карпов, В.Г. Ставиченко // Проблемы прочности, 2010. - №4. - C. 154 - 164.

АНОТАЦІЯ

Ставиченко В.Г. Метод урахування температурного напружено-деформованого стану у розрахунках на міцність панелей обшивки із шаруватих композитів: Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.07.02 - проектування, виробництво та випробування літальних апаратів. Рукопис. - Національний аерокосмічний університет ім. Н.Є. Жуковського «ХАІ», Харків, 2010.

Дисертація присвячена розробленню методу врахування температурного впливу технологічного та експлуатаційного походження при розрахунках на міцність панелей обшивки літальних апаратів із композитних матеріалів.

Синтезовано структуру та зміст розрахунку панелей на міцність з урахуванням температурного впливу, що основані на використанні умови міцності пакету шарів у цілому на етапах проектувального та перевірного розрахунків.

Розроблено загальну методику прогнозування меж міцності складноармованих композитних матеріалів з урахуванням температури. Отримано розрахункові залежності для визначення характеристик міцності й визначення її запасу.

Можливість застосування критерію міцності для пакета шарів у цілому на етапі проектування структури панелі обґрунтована дослідженням комутативності способів задоволення умов міцності композитного матеріалу (пошарово і для пакета в цілому).

Розроблено методику визначення монтажного напружено-деформованого стану панелей обшивки з композитних матеріалів, що мають технологічне короблення, після установлення на каркас агрегату літального апарату. Проведеними дослідженнями обґрунтовано необхідність урахування монтажної складової напружено-деформованого стану панелі при формулюванні висновку про її міцність.

Ключові слова: композитний матеріал, панель обшивки, розрахунок на міцність, запас міцності, критерій міцності, температурні напруження, короблення, монтажні напруження.

Ставиченко В.Г. Метод учета температурного напряженно-деформированного состояния при расчетах на прочность панелей обшивки из слоистых композитов: Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.02 - проектирование, производство и испытания летательных аппаратов. Рукопись. - Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ», Харьков, 2010.

Диссертации посвящена разработке метода учета температурного воздействия технологического и эксплуатационного происхождения при расчетах на прочность панелей обшивки летательных аппаратов из композиционных материалов.

На основе анализа методологии расчета на прочность конструкций из композитных материалов синтезированы структура и содержание расчета панелей на прочность с учетом температурного воздействия. Предложена схема обеспечения несущей способности панелей обшивки из композитных материалов, основанная на применении условия прочности пакета слоев в целом с использованием теоретических значений его прочностных характеристик, которые прогнозируются с помощью предложенной аналитической методики. Данный подход обеспечивает возможность унификации экспериментальных баз проектировочного и поверочного расчетов на прочность, а также снижения объемов экспериментальных исследований свойств используемых материалов.

Разработана общая методика прогнозирования пределов прочности сложноармиранных композиционных материалов с учетом температурного напряженно-деформированного состояния его слоев. Для четырех наиболее часто используемых критериев прочности получены расчетные зависимости для расчета прочностных характеристик и определения запаса прочности.

Достоверность методики прогнозирования прочностных характеристик подтверждена сопоставлением расчетных и экспериментальных данных о пределах прочности сложноармированных КМ на основе углеленты.

Выполнены параметрические исследования, которые показали, что температура может привести к такому внутреннему самоуравновешенному напряженному состоянию слоев, которое существенно влияет на прочность пакета в целом. В интервале температуры 100°С изменение пределов прочности для композитов на основе углеленты может достигать 160%.

Для обоснования возможности применения критерия прочности для пакета слоев в целом на этапе проектирования структуры композитного материала панели исследована коммутативность способов удовлетворения условий прочности путем сравнения предельной поверхности прочности пакета слоев в целом с внутренней огибающей предельных поверхностей прочности всех слоев. Выявлено, что даже при аналитическом определении пределов прочности как средних напряжений по толщине, при которых наступает разрушение какого-либо слоя, предельная поверхность пакета может незначительно выходить за пределы внутренней огибающей предельных поверхностей слоев, но с учетом феноменологического характера критериев прочности, различие в результатах несущественно, в особенности при использовании энергетических критериев.

На основе расчетной схемы слоистой пологой оболочки синтезирована математическая модель монтажного напряженно-деформированного состояния панелей из композиционных материалов, позволяющая моделировать граничные условия, реализующиеся при монтаже панели на каркас летательного аппарата, и применять классические аналитические методы решения задач теории оболочек.

Получено аналитическое решение задачи о монтажном напряженно-деформированном состоянии панелей в одинарных тригонометрических рядах и разработан алгоритм его численной реализации, на основании которого разработано программное обеспечение, позволяющее в интерактивном режиме исследовать монтажное напряженно-деформированное состояние панелей из композиционных материалов.

Проведены параметрические исследования монтажного НДС панелей с несимметричными укладками слоев. В ходе расчетов установлено, что изгиб панели при монтаже приводит к повышению напряжений в некоторых ее слоях по сравнению с исходным плоским состоянием, чем подтверждается необходимость учета монтажной составляющей напряженно-деформированного состояния панели при обосновании заключения о ее прочности.

Ключевые слова: композитный материал, панель обшивки, расчет на прочность, запас прочности, критерий прочности, температурные напряжения, коробление, монтажные напряжения.

Stavichenko V.G. The method for account of thermal stress-strain state at strength calculation of skin panels made of composite materials: Thesis on competition of a scientific degree of candidate of technical sciences on speciality 05.07.02 - designing, producing and testing of aircrafts. Manuscript. - National Aerospace University named after Zhukovsky N.E. “KhAI”, Kharkov, 2010.

Dissertation is deals with the development of the technique for account of temperature impact with technological and operational origin at the strength calculations of aircraft skin panels made of composite materials.

Structure and content of calculation panel strength with account of the temperature impact, based on the use of strength condition for entire laminate at the design and check calculations phases, are synthesized.

A general technique for predicting strength limits of complex-reinforced composite materials with account of temperature is developed. Relationships for definition of the strength characteristics and safety factor are derived.

The possibility of applying the strength criterion for laminate at the structure designing stage is proved by the investigation of the satisfaction methods of composite material strength commutability (layer by layer, and for the entire laminate).

A technique for determining the assembling stress-strain state that occurs after installation at the aircraft frame of skin panels made of composite materials with technological warping is provided. The necessity of taking into account assembling stresses at the formulation of strength conclusion for skin panels is justified.

Keywords: composite materials, skin panel, strength calculation, safety factor, failure criterion, thermal stresses, warping, assembling stresses.

Размещено на Allbest.ru